带落角约束的再入机动弹头的复合导引律

针对再入机动弹头垂直打击目标的要求,研究了具有末端落角约束的复合导引律。该导引律包括俯冲平面内的制导方程和转弯平面内的制导方程,通过在最优导引律的基础上引入滑模变结构控制,增强导引律的鲁棒性。为了减小控制量的抖振和能量损耗,提出了采用RBF(径向基函数)神经网络自适应调节切换项增益的方案,数学仿真验证了该方案的有效性。仿真结果还表明,与最优导引律相比,复合导引律在外界干扰的影响下仍能保持较高的制导精度。

带落角约束的再入机动弹头的变结构导引律

针对再入机动弹头垂直打击目标的要求,研究了具有末端落角约束的变结构导引律。该导引律包括俯冲平面内的制导方程和转弯平面内的制导方程,通过采用准滑动模态控制削弱抖振的影响。通过数学仿真,分析了四个制导参数对制导效果的影响,探讨了利用遗传算法离线优化制导参数的可行性,检验了最优制导参数的制导效果对不同初始状态偏差的敏感性。仿真结果表明,与最优导引律相比,变结构导引律具有较强的鲁棒性,在干扰影响下仍能保持较高的制导精度。

一种适用于攻击地面固定目标的最优再入机动制导律

本文运用飞行力学原理和现代控制理论，对攻击地面固定目标的飞行器的再入机动制导方法进行了研究。在考虑飞行器命中目标时有落地速度和速度倾角要求的条件下，推导出了一种适用于攻击地面固定目标的最优再入机动导引律。并通过模拟计算分析论证了该制导规律的正确性。

再入机动弹头的速度控制

本文详细地讨论了再入机动弹头的速度控制问题。根据优化原理找到了对固定目标进行攻击的最优制导规律,讨论了理想速度曲线的设计方法,以及具体实施减速控制的方法。仿真计算表明,对落速控制的精度是较高的。

雷达对再入机动目标跟踪算法研究

采用广义Ｋａｌｍａｎ滤波方法，通过在北天东雷达直角坐标系内建立相应的再入目标状态及雷达观测方程，再入目标的机动特性用一阶高斯马尔科夫过程描述，并增广到状态方程组之中，根据获得的带有测量误差的雷达测量信息对再入机动目标弹道进行估计，得到了满意的结果。

弹道导弹再入机动弹道设计研究

具有再入机动能力是现今导弹发展的主要方向,而研究机动变轨对提高导弹作战能力的作用效果,首先要在设计研究再入机动弹道的基础上开展。在建立空间再入机动弹道数学模型的基础上,从保证末速最大的要求出发,利用最优控制原理和数值分析进行了最佳再入机动弹道设计,并基于VisualC++编程软件进行仿真计算。结果表明,设计方法可行,验证了模型的正确性和所作近似的合理性。通过图例可以看出机动弹道可大大提高导弹的突防能力和生存能力,具有攻击复杂地形目标的能力。

平面再入机动弹道经验公式设计法

在最佳弹道设计法的基础上,提出了一种新的机动弹道设计法一经验公式法;给出了各拟合系数的求法;通过仿真计算表明该方法计算简单,而且能设计出接近于最佳的机动弹道。

复合制导再入机动弹头再入误差分析

根据融合了干扰因素的再入机动弹头再入段六自由度弹道方程,研究了一种基于变化的再入干扰量偏导数矩阵和弹道参数偏差的参数估计方法,由再入干扰方程求得辅助导航系统开始工作前每一时刻的再入误差值.理论推导和仿真结果表明,该再入误差分析方法是合理的,分析结果在估算结果范围之内,气动干扰是再入误差的主要影响因素.

基于轨迹线性化的再入机动飞行器控制器设计

研究了再入机动飞行器（maneuvering re—entry vehicle，MRV）的建模与控制问题。MRV通常以大倾角进入大气层后，执行上拉机动转入平飞，它的数学模型相比弹道再入式飞行器更具有高度非线性和耦合特性。建立了MRV的6自由度数学模型，包括用Missile Datcom气动计算软件生成了飞行器的气动力和力矩参数。接着基于轨迹线性化控制（traiectory lineariztion control，TLC），研究了MRV的非线性飞行控制器设计。基于奇异扰动原理，将MRV飞行控制系统分为内外两个回路，并且为两个回路都设计了轨迹线性化控制器。轨迹线性化方法将动态逆设计和线性时变调节器结合在一起，使闭环系统沿标称轨迹获得鲁棒稳定性和鲁棒性能。数字仿真表明设计的TLC控制器可以使MRV准确跟踪上拉机动指令，并对系统未建模特性和参数不确定性具有一定的鲁棒性能。

可变落点的再入机动飞行器姿控系统设计

基于选择的姿态反馈控制系统结构,从姿控系统稳定性能提高的角度,设计了控制系统反馈参数,以适应可变落点引起的飞行器参数变化。通过机动飞行器的六自由度飞行弹道仿真,表明所设计的姿态反馈控制系统控制效果较好,可适应预定区域内的飞行落点变化要求。

无动力升力体飞行器再入机动方案设计及仿真

针对无动力升力体飞行器特点,设计了其再入机动方案,包括余弦波形式侧向蛇形机动方案和改进的余弦波形式的纵向跳跃机动方案;并根据再入机动方案,对机动幅度、频率、方向的控制进行了仿真分析;仿真结果表明:设计的机动方案能够很好的实现纵向、侧向机动轨迹的控制。

一种再入机动弹头最优制导律研究

利用最优控制理论及非线性控制理论中的精确线性化方法,将再入机动弹头方向控制方案设计问题转化为线性系统综合问题,无需作任何简化假设,推导方式更为简单,为再入弹头的机动方式提供了一种新方法,仿真表明推导出的制导律可行。

打击复杂地形目标的导弹再入机动弹道设计

建立了再入机动弹道数学模型,给出了气动力系数为速度、迎角、高度的函数拟合式,进行了最佳再入机动弹道设计和仿真计算。结果表明,数学模型正确,计算方法可行,利用再入机动弹道技术可有效地打击复杂地形目标、提高导弹的作战效能和突防能力。

再入机动弹头速度方向制导律设计及仿真

建立了再入机动弹道模型,设计了基于非线性系统精确线性化理论的再入机动弹头速度方向的时变最优制导律,实现了机动弹头速度方向的控制,通过三自由度机动弹道仿真证明该制导律是可行的。

多禁飞区高超声速滑翔飞行器再入机动制导

针对高超声速滑翔飞行器再入过程中面临的多禁飞区约束问题,提出了一种基于三触角预测方法的侧滑角瞬变规避机动制导策略。该机动制导策略通过最大转弯轨迹计算飞行器的航向角约束,预测时只发出三条“触角”预测线,根据航向角与禁飞区等约束终止预测并计算预测终止的优先级,然后引入侧滑角延时计数开关后选择侧滑角,规避禁飞区到达终点。基于三触角预测方法的侧滑角瞬变策略完成了纵横向制导策略的设计,降低了机动制导中侧滑角的控制难度,缩短了轨迹预测时的计算时间。通过两种飞行器的仿真结果表明,机动制导时采用侧滑角瞬变策略能够有效规避未知形状的多个禁飞区,预测轨迹的计算时间满足机动制导的要求,同时蒙特卡洛仿真实验也验证了模型的鲁棒性。

再入机动弹头滚动回路鲁棒姿态控制系统设计

根据经典控制理论，引入姿态角加速度反馈，采用零、极点相消，变增益补偿等设计方法，所设计的再入机动弹头滚动回路姿态控制系统具有良好的快速性、稳定性和很强的鲁棒性。

再入机动弹道参数估计与预报算法

本文以再入段弹道预报为背景,主要解决多个模型关键参数未知情况下,再入大气层机动弹头的弹道精确外推问题。文章细化了再入段机动弹头的建模过程,建立了包含导引过程的有控机动弹道数学模型,并利用UKF非线性滤波算法估算模型中的弹道系数、落点信息等关键参数,最后进行弹道的精确外推。仿真算例表明,该方法能在弹道系数、落点信息等参数未知的情况下进行有效快速的弹道预报,具有较好的预报精度。

最优再入机动的升力控制

本文应用格林理论来分析再入机动的最优升力控制。在最大升力有限制的情况下,在规定的起始高度和最终高度之间,以及规定的飞行再入角的条件下,控制高速飞行器的再入。要求极值的性能指标是最终速度、机动距离、机动时间或热输入。再入机动采用线性控制,且最优机动包括改变升力产生的下降或上升弹道。推导出运动方程的解析解,确定再入起始点的位置和各段弹道的次序。

用有限升力控制的最优再入机动

本文应用格林理论来求得最优升力控制,即在最大升力系数有限制的情况下,在规定的初始和最终高度和飞行路线角之间控制高速飞行器的再入。要求极值的性能指标是最终速度、距离、时间或热输入。对问题的阐述引向线性控制,而且最优机动包括最大升力/最小升力或最小升力/最大升力的非单一路线。导出用这样的系列可达到的最终状态的条件。只考虑下降或上升弹道。推导解析解和确定转接点的位置和各子弧段的次序。用图形提供参数研究的无量纲形式结果。

再入机动飞行器的模糊自适应H_2/H_∞控制

针对再入机动飞行器(MRV)动态的非线性和不确定性,将模糊自适应理论与鲁棒H2/H∞控制理论相结合,提出一种MRV的模糊自适应H2/H∞控制方法.该方法利用模糊逻辑系统逼近导弹模型的非线性函数,补偿其建模的不确定性;并且基于H2/H∞混合优化控制与非零和博弈理论,设计了鲁棒H2/H∞控制器补偿模糊系统的逼近误差和外界干扰,进而改善控制性能,使得性能指标在达到最优化的同时满足H2/H∞性能指标.通过仿真分析,验证了所提出控制方法的有效性.